專利名稱：優(yōu)化飛機(jī)總能量效率的方法，和實(shí)施這種方法的主動(dòng)力裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)上所提供能量總效率的優(yōu)化方法，所述能量為推進(jìn)的或非推進(jìn)的，以及實(shí)施這一方法的主動(dòng)力裝置。該發(fā)明應(yīng)用到飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)，S卩，主要涉及到飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)系列(噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī))以及直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)(渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī))。通常，在飛機(jī)上，乘客艙為空調(diào)和/或增壓艙。該艙的進(jìn)氣口連接到環(huán)境控制系統(tǒng)，在環(huán)境控制系統(tǒng)和艙室之間的可能的循環(huán)系統(tǒng)配合下，該系統(tǒng)可調(diào)節(jié)空氣流量、溫度和/或壓力。
背景技術(shù)：
人們已知如何回收艙室出口處空氣(其為高壓和高溫，通常為0.8巴和24° C)和飛機(jī)外部空氣(其壓力和溫度相對(duì)較低，通常為0.2巴和-50° C)之間的能量。例如，美國(guó)專利文件5 482 229提出，通過(guò)熱交換器來(lái)提高來(lái)自艙室出口通道的空氣的溫度，所述空氣是由在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮機(jī)管道內(nèi)循環(huán)的空氣流出，所述管道與艙室內(nèi)的環(huán)境控制系統(tǒng)相連。而后，來(lái)自艙室的空氣(該空氣因流經(jīng)熱交換器而得到加熱)在排出飛機(jī)前驅(qū)動(dòng)動(dòng)力轉(zhuǎn)換裝置的渦輪，后者提供機(jī)械能或電能給輔助設(shè)備(泵、增壓器、交流發(fā)電機(jī)等)。然而，這種構(gòu)型不能可靠地利用艙室排出的空氣。實(shí)際上，該空氣的壓力按一定程度在艙室內(nèi)調(diào)節(jié)的，例如，以0.8巴，而且，當(dāng)飛機(jī)上升或在高空時(shí)，飛機(jī)內(nèi)部和外部之間的壓力變化(例如，內(nèi)部0.8巴，外部0.2巴)會(huì)引起壓力下降和干擾現(xiàn)象:因?yàn)榕撌覂?nèi)部壓力高于最初調(diào)節(jié)值且壓力瞬變過(guò)程為乘客耳朵不能接受，所以不能再進(jìn)行正常調(diào)節(jié)。因?yàn)榕撌乙恢笔贡硥烘i閉艙室出口處的空氣，空氣不能再正常流出。在這些情況下，轉(zhuǎn)換裝置的渦輪無(wú)法在正常運(yùn)行，特別是在爬高和在高空時(shí)的瞬變階段期間。此外，在地面，當(dāng)艙門打開(kāi)時(shí)，熱交換器也不再正常運(yùn)行。而且，這種結(jié)構(gòu)需要熱設(shè)施，附加熱交換器與外部空氣管路相連。此外，在轉(zhuǎn)換裝置驅(qū)動(dòng)的設(shè)備出現(xiàn)故障情況下，轉(zhuǎn)換裝置會(huì)出現(xiàn)超時(shí)。此外，就能量平衡來(lái)講，使用來(lái)自飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮機(jī)的空氣并不是不利的，由于熱交換器和發(fā)動(dòng)機(jī)出口之間的距離，會(huì)引起管路損失。此外，在起飛期間，發(fā)動(dòng)機(jī)提供給環(huán)境控制系統(tǒng)的功率就其能量需求來(lái)講被估計(jì)過(guò)高。向環(huán)境控制系統(tǒng)提供動(dòng)力的估測(cè)點(diǎn)(sizing point)實(shí)際上是在主發(fā)動(dòng)機(jī)高壓體最低轉(zhuǎn)速時(shí)確定的,這樣,始終能夠向環(huán)控系統(tǒng)提供足夠動(dòng)力，即使在怠速時(shí)。通常，主發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)是其能夠不斷地提供重要的推進(jìn)動(dòng)力，例如，在飛機(jī)起飛時(shí)，即，當(dāng)高壓體處于高速時(shí)，而在其它階段，它們提供中等推進(jìn)動(dòng)力，實(shí)際上，是最小的動(dòng)力，例如，在下降時(shí)，即高壓體低速運(yùn)行時(shí)。推進(jìn)動(dòng)力主要涉及到噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)提供的推力，和飛機(jī)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)和直升機(jī)渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)提供的機(jī)械動(dòng)力。除了怠速運(yùn)行外，在所有飛行階段，這種過(guò)高估算所需動(dòng)力的情況通常都伴有過(guò)度消耗量。

發(fā)明內(nèi)容
確切地講，本發(fā)明旨在限定消耗量，通過(guò)匹配動(dòng)力供給估算和艙室環(huán)境控制系統(tǒng)(通常是飛機(jī))的實(shí)際動(dòng)力需求，從而避免提供無(wú)用的能量。另外，本發(fā)明還旨在可靠地提供能量以便應(yīng)付可能會(huì)引起超速飛機(jī)故障。本發(fā)明的另一個(gè)目的是主張將眾多非推進(jìn)的耗能裝置進(jìn)行整合，特別是電動(dòng)、機(jī)械和/或液壓設(shè)備，目的是相對(duì)于已知構(gòu)型能在所有飛行階段(特別是瞬變過(guò)程階段)保持供能和消耗之間的整體能量正平衡。此外，本發(fā)明還試圖回收艙室出口端的熱能，而又不會(huì)帶來(lái)不利于調(diào)節(jié)的背壓的任何風(fēng)險(xiǎn)，優(yōu)化熱交換。為此，本發(fā)明通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)類型的動(dòng)力裝置在艙室出口附近提供能量，特別是向艙室提供氣動(dòng)能量。因?yàn)檫@種動(dòng)力裝置的結(jié)構(gòu)在所有飛行階段適合用作發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)使用，與起主發(fā)動(dòng)機(jī)作用的動(dòng)力裝置相同的方式，所以該動(dòng)力裝置被稱之為發(fā)動(dòng)機(jī)類型。更確切地說(shuō)，本發(fā)明的目的是優(yōu)化飛機(jī)上提供的能量的總效率，這種能量是推進(jìn)的或非推進(jìn)的，所述飛機(jī)裝有帶調(diào)節(jié)氣流的旅客艙，且動(dòng)力源包括主發(fā)動(dòng)機(jī)。這種優(yōu)化是在旅客艙附近環(huán)境中提供至少一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)類型的主動(dòng)力裝置，該動(dòng)力裝置用作旅客艙的唯一氣動(dòng)能量供應(yīng)裝置，且至多在一定程度上作為飛機(jī)其余部分的另一個(gè)推進(jìn)、液壓和/或電動(dòng)能量供應(yīng)來(lái)源，這種優(yōu)化還可最大限度地降低動(dòng)力源標(biāo)稱點(diǎn)和估測(cè)點(diǎn)之間的動(dòng)力差，標(biāo)稱點(diǎn)是指所述動(dòng)力源工作時(shí)的標(biāo)稱點(diǎn)，而估測(cè)點(diǎn)是指主發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障情況下所述動(dòng)力源所供應(yīng)的非推進(jìn)能量，即，在正常運(yùn)行條件下以及在主發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障情況下，對(duì)主發(fā)動(dòng)機(jī)和主動(dòng)力裝置所供動(dòng)力的平等分配。主動(dòng)力裝置可以根據(jù)艙的嚴(yán)格要求調(diào)整氣動(dòng)能量的供應(yīng)，而主發(fā)動(dòng)機(jī)則無(wú)需提供大體上高于最低限度的功率，通常是兩倍:就氣動(dòng)能量平衡而言，它們都是一直都是規(guī)模過(guò)大，因?yàn)槠湟?guī)模設(shè)計(jì)都是基于主發(fā)動(dòng)機(jī)高壓體的最小轉(zhuǎn)速。根據(jù)本發(fā)明，對(duì)于主發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)講，氣動(dòng)能量的供應(yīng)不再是個(gè)問(wèn)題，因?yàn)檫@些主發(fā)動(dòng)機(jī)的效率已經(jīng)得到顯著改善，而且，總效率也顯著提高了。此外，在下降階段或在正常飛行階段，經(jīng)過(guò)你如此設(shè)計(jì)的主動(dòng)力裝置的總熱效率實(shí)際上等于非推進(jìn)動(dòng)力供應(yīng)的主發(fā)動(dòng)機(jī)的效能，通常大約為20%。而且，對(duì)電力的平等分配也不會(huì)對(duì)消耗帶來(lái)任何巨大影響。相反，在上升階段，優(yōu)選由主發(fā)動(dòng)機(jī)提供電能，因?yàn)橹靼l(fā)動(dòng)機(jī)的效能更高，這是由于高壓體的轉(zhuǎn)速高于主動(dòng)力裝置的轉(zhuǎn)速。此外，附加主動(dòng)力裝置還可提供發(fā)動(dòng)機(jī)裝置的冗余，從而增強(qiáng)了容錯(cuò)性和飛機(jī)的可利用率。本發(fā)明還涉及到主動(dòng)力裝置，其能夠根據(jù)上述方法對(duì)總能源效率進(jìn)行優(yōu)化。這種主動(dòng)力裝置是基于輔助動(dòng)力裝置類型的動(dòng)力裝置，輔助動(dòng)力裝置已經(jīng)非?？煽浚康氖强蓪儆诎l(fā)動(dòng)機(jī)類，其與能量回收結(jié)構(gòu)結(jié)合為一體。輔助動(dòng)力裝置通常安裝在飛機(jī)上，用來(lái)在地面時(shí)向各個(gè)耗能設(shè)備(電動(dòng)、氣動(dòng)和液壓動(dòng)力，空調(diào))提供能量，并起動(dòng)主發(fā)動(dòng)機(jī)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，一些輔助動(dòng)力裝置還可再次起動(dòng)，試圖在飛行期間重新起動(dòng)出現(xiàn)故障的發(fā)動(dòng)機(jī)和/或在飛行中向各設(shè)備提供部分電能。通常，輔助動(dòng)力裝置包括燃?xì)獍l(fā)生器(包括至少一個(gè)進(jìn)氣壓縮機(jī)，燃燒室和至少一個(gè)動(dòng)力渦輪)以及直接或通過(guò)帶有轉(zhuǎn)速適配裝置的動(dòng)力傳輸箱來(lái)驅(qū)動(dòng)設(shè)備(增壓器，燃油泵和液壓泵，發(fā)電機(jī)和/或電起動(dòng)器/發(fā)電機(jī)等)的裝置。增壓器或進(jìn)氣壓縮機(jī)出口一側(cè)的放氣用來(lái)氣動(dòng)起動(dòng)主發(fā)動(dòng)機(jī)。輔助動(dòng)力裝置的使用，即使在緊固時(shí)，在所有飛行階段都提供非推進(jìn)能量，這被認(rèn)為是不切實(shí)際的，因?yàn)榕c主發(fā)動(dòng)機(jī)相比，能量效率不利:在整個(gè)飛行持續(xù)期間，使用輔助動(dòng)力裝置意味著增加燃油消耗。那么，如果輔助動(dòng)力裝置換成發(fā)動(dòng)機(jī)類型的動(dòng)力裝置，根據(jù)艙室的嚴(yán)格要求而持續(xù)提供氣動(dòng)能量，那么，帶有這種裝置的飛機(jī)是非常有利的。嚴(yán)格地來(lái)講，在裝有耗能設(shè)備的飛機(jī)上，特別是需要更新空氣和通過(guò)環(huán)境控制系統(tǒng)來(lái)調(diào)節(jié)溫度和/或壓力的艙室，主動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行控制裝置，根據(jù)本發(fā)明的主動(dòng)力裝置設(shè)在與飛機(jī)其它區(qū)域通過(guò)防火艙壁隔斷并裝有外部空氣進(jìn)氣和排氣噴管的艙室內(nèi)，該主動(dòng)力裝置包括上述類型的發(fā)動(dòng)機(jī)型動(dòng)力裝置，帶有燃?xì)獍l(fā)生器和動(dòng)力渦輪，用來(lái)驅(qū)動(dòng)包括增壓器在內(nèi)的設(shè)備。增壓器通過(guò)調(diào)節(jié)控制器與環(huán)境控制系統(tǒng)相連接，而調(diào)節(jié)控制裝置與控制裝置相連通，從而向艙室提供必要的氣動(dòng)能量。根據(jù)具體實(shí)施方案:-主動(dòng)力裝置與回收結(jié)構(gòu)相連，包括至少一個(gè)能量回收渦輪，用來(lái)驅(qū)動(dòng)帶有動(dòng)力渦輪的設(shè)備和在進(jìn)氣端與艙室出口相連接，以便在排氣端對(duì)設(shè)備進(jìn)行冷卻，所述增壓器置入這種回收結(jié)構(gòu)內(nèi)，作為艙室的氣動(dòng)能源；-增壓器包括帶有葉片的變距空氣擴(kuò)散器，該擴(kuò)散器的調(diào)整是通過(guò)調(diào)節(jié)控制器來(lái)伺服控制，在每個(gè)飛行階段，能夠?qū)饬鲊?yán)格調(diào)節(jié)到環(huán)境控制系統(tǒng)所要求的壓力和流量；-增壓器擴(kuò)散器設(shè)定值的變化會(huì)引起空氣流量的變化，帶有大體恒定壓力比:于是，需求與供給之間的平衡得以滿足，不會(huì)出現(xiàn)顯著浪費(fèi)；-增壓器直接連接到動(dòng)力渦輪上，避免了因?yàn)閯?dòng)力傳輸而不是機(jī)械傳輸而出現(xiàn)的任何能量的損失；-燃?xì)獍l(fā)生器包括用作增壓器的進(jìn)氣壓縮機(jī)；-回收渦輪為帶有變距導(dǎo)向葉片組件的渦輪，優(yōu)選向心型渦輪，所述變距導(dǎo)向葉片組件帶有葉片，其方向由調(diào)節(jié)控制裝置來(lái)伺服控制；-至少一個(gè)壓力傳感器可調(diào)節(jié)擴(kuò)散器葉片和導(dǎo)向葉片組件的打開(kāi)和關(guān)閉，與伺服控制器相連；-回收渦輪在排氣端將氣流噴入主動(dòng)力裝置的艙內(nèi)，在其冷卻了后艙內(nèi)的設(shè)備和輔助設(shè)備后，通過(guò)噴射泵被排入排氣噴管，噴射泵的動(dòng)作是因動(dòng)力渦輪熱氣流的流速所致；-回收渦輪與隔音裝置相連，從而避免了風(fēng)噪聲擴(kuò)散到艙室內(nèi)；-盡可能打開(kāi)的設(shè)定位置可完全打開(kāi)成徑向位置，即所謂的零位置；-可變?cè)O(shè)定的調(diào)節(jié)，在地面時(shí)的完全打開(kāi)和隨著高度的增加而逐漸關(guān)閉氣流都可通過(guò)調(diào)節(jié)控制裝置根據(jù)艙室加壓密封情況而自動(dòng)進(jìn)行。通常，都會(huì)考慮主動(dòng)力裝置能量供給能力的損失，這種損失會(huì)隨著高度而增加，因此，應(yīng)該在飛行時(shí)，通過(guò)回收渦輪和增壓器的可變?cè)O(shè)定位置的優(yōu)化，至少部分地得到補(bǔ)償，即回收渦輪在與艙室排氣端的背壓相兼容的最關(guān)閉位置，而增壓器則在盡打開(kāi)位置。
與動(dòng)力裝置飛行中應(yīng)力相兼容的熱能級(jí)降至最小:即使在地面時(shí)，可變?cè)O(shè)定的相應(yīng)位置對(duì)主動(dòng)力裝置回收渦輪和增壓器的效率都會(huì)有影響，主動(dòng)力裝置的熱能設(shè)計(jì)成能在地面提供足夠能量。為此，優(yōu)選在飛行中優(yōu)化效能。為此，在整個(gè)飛行包線中，壓縮機(jī)和回收渦輪的總效率最佳，這是因?yàn)槭褂昧藬U(kuò)散器和/或帶有可變?cè)O(shè)置的導(dǎo)向葉片組件。根據(jù)其它有利的實(shí)施方案:-設(shè)有可將功率從動(dòng)力渦輪和回收渦輪傳遞給飛機(jī)的機(jī)械、氣動(dòng)、液壓和/或電動(dòng)設(shè)備的裝置，特別是采用動(dòng)力傳輸箱的形式；-回收結(jié)構(gòu)包括帶有兩個(gè)傳熱管路的熱交換器:主管路，其進(jìn)氣側(cè)與動(dòng)力渦輪的熱氣流排氣口相連，而在排氣側(cè)與排氣噴管相連；以及副管路，其在進(jìn)氣側(cè)與艙室的空氣流排氣口相連，在排氣側(cè)與回收渦輪相連；-回收渦輪的變距導(dǎo)向葉片組件與調(diào)節(jié)裝置相連，能夠?qū)?lái)自熱交換器的空氣流導(dǎo)向，特別是在飛機(jī)瞬邊過(guò)程階段以及在高空時(shí)，瞬邊過(guò)程階段包括起飛、上升、下降和著陸階段。在這些條件下，在艙室排氣側(cè)的能量回收以壓力和/或溫度形式被優(yōu)化，這是因?yàn)榭拷鲃?dòng)力源，同時(shí)保證了艙室排氣側(cè)上的空氣外流，艙室內(nèi)的背壓得到控制。此外，將能量回收裝置連接到主動(dòng)力源上，而不是只連接在壓縮機(jī)或交流發(fā)電機(jī)上，這可吸收在故障情況下開(kāi)始的超速現(xiàn)象，這種現(xiàn)象的發(fā)生是因?yàn)橘|(zhì)量效應(yīng)引起慣性所致，而質(zhì)量效應(yīng)則是起因于動(dòng)力源各個(gè)部件和所有耗電設(shè)備。此外，艙室排氣側(cè)的能量回收可通過(guò)補(bǔ)充來(lái)自艙室空氣外流中所含潛在能量來(lái)進(jìn)行，而這種補(bǔ)充是由熱能來(lái)完成，而熱能則是在被上述氣流之間的熱交換進(jìn)一步受熱前用來(lái)冷卻專用于飛機(jī)設(shè)備的系統(tǒng)。通過(guò)如下具體實(shí)施方案的非限定性說(shuō)明，參照附圖，本發(fā)明的其它方面、特性和優(yōu)點(diǎn)會(huì)顯現(xiàn)出來(lái)。


圖1為根據(jù)本發(fā)明的在飛機(jī)后艙內(nèi)的主動(dòng)力裝置的示例示意圖，其與裝有環(huán)境控制系統(tǒng)的飛機(jī)艙室相連；圖2為主動(dòng)力裝置向心回收渦輪示例剖面示意圖，該渦輪上裝有變距導(dǎo)向葉片組件；圖3為主動(dòng)力裝置增壓器示例剖面示意圖，所述增壓器裝有變距導(dǎo)向葉片組件，以及圖4為根據(jù)動(dòng)力源的熱效率提供給飛機(jī)的動(dòng)力曲線圖，該圖示出了熱效能的標(biāo)稱點(diǎn)和估測(cè)點(diǎn)(sizing point)。
具體實(shí)施例方式在所有附圖中，功能相同的相似或相同部件都采用相似或相關(guān)參考標(biāo)記予以標(biāo)明。參照?qǐng)D1，該圖為示意圖，主動(dòng)力裝置I布置在后艙2內(nèi)，該后艙位于飛機(jī)3的下游部分。旅客艙4位于上游并通過(guò)中間艙5與后艙2相連。壓力密封艙壁6將旅客艙4與中間艙相隔離，而防火艙壁7則將中間艙5與后艙2相隔開(kāi)，后者裝有外部空氣進(jìn)氣口 21和排氣噴管22。主動(dòng)力裝置I包括發(fā)動(dòng)機(jī)10，其為輔助動(dòng)力裝置型，但屬于發(fā)動(dòng)機(jī)類別，其與能量回收結(jié)構(gòu)結(jié)合為一體。輔助發(fā)動(dòng)機(jī)由燃?xì)獍l(fā)生器或稱高壓體11組成，其包括用于來(lái)自進(jìn)氣口 21氣流Fl的進(jìn)氣壓縮機(jī)110 ;燃燒室111 ;和通過(guò)高壓軸113帶動(dòng)壓縮機(jī)110的渦輪112。該燃?xì)獍l(fā)生器在進(jìn)氣端與安裝在外部空氣進(jìn)氣口 21處的氣流導(dǎo)管Kl相連，而在排氣端則與動(dòng)力渦輪12相連，后者產(chǎn)生熱氣流F2，通常大約500到600° C。能量回收結(jié)構(gòu)以回收渦輪13為中心，后者與隔音裝置14相連，為的是避免艙室外部的風(fēng)噪音擴(kuò)散，特別是擴(kuò)散到旅客艙室內(nèi)。該回收渦輪13與動(dòng)力渦輪12相聯(lián)接，通過(guò)動(dòng)力傳輸箱17驅(qū)動(dòng)設(shè)備100 -機(jī)械、氣動(dòng)(壓縮機(jī))設(shè)備、電動(dòng)(交流發(fā)電機(jī))和/或液壓(泵)設(shè)備，特別是增壓器15和起動(dòng)器/發(fā)電機(jī)16,如圖所不。該動(dòng)力傳輸箱17裝有齒輪箱和傘齒輪(圖中未),適合動(dòng)力傳輸。動(dòng)力渦輪12通過(guò)軸121 (即，貫穿軸，如圖所示)將動(dòng)力提供給傳輸箱17?；蛘撸撦S可以是非貫穿軸，或經(jīng)由適當(dāng)減速箱(圖中未示)的外部軸。該傳輸箱可很方便地裝有自由輪，后者用來(lái)在非回收階段(例如，在飛機(jī)艙門打開(kāi)的情況下)斷開(kāi)連接。增壓器15向艙室4的環(huán)境控制系統(tǒng)41提供空氣并通過(guò)循環(huán)混合閥42經(jīng)由導(dǎo)管Kl的支管Kl I向其傳輸來(lái)自外部空氣進(jìn)氣口 21的經(jīng)壓縮的空氣。增壓器15通過(guò)調(diào)節(jié)控制器19而進(jìn)行調(diào)節(jié)，后者與控制裝置(圖中未示)相通，從而向艙室提供必要的氣動(dòng)能量。作為另一種形式，進(jìn)氣壓縮機(jī)110可以通過(guò)適當(dāng)放氣來(lái)當(dāng)作增壓器15使用。至少一個(gè)變量閥40，稱之為艙室壓力調(diào)節(jié)閥，通過(guò)導(dǎo)管K2將氣流F3從艙室4的排氣口 43循環(huán)至能量回收結(jié)構(gòu)。有利的是，導(dǎo)管K2伸入到中間艙室5，于是，氣流F3對(duì)機(jī)柜51內(nèi)的動(dòng)力電子設(shè)備50進(jìn)行冷卻，這些輔助設(shè)備專門用于飛機(jī)的各個(gè)系統(tǒng)(起落架等)，自然，這些系統(tǒng)在艙室門打開(kāi)時(shí)都是不工作的。在艙室5的出口端，氣流F3的溫度大約40° C。變距導(dǎo)向葉片組件可以在艙室排氣口處方便地取代壓力調(diào)節(jié)閥。在這個(gè)示例中，回收結(jié)構(gòu)包括裝有主管路Cl和副管路C2的熱交換器18，主管路在進(jìn)氣端與熱氣流F2的排氣端相連，而在排氣端與噴管22相連，氣流F2的溫度通常會(huì)從550° C降至300° C，而副管路在進(jìn)氣端與來(lái)自艙室4的氣流F3相通并在排氣端與回收渦輪13相連。此時(shí)，氣流F3的溫度大大高于進(jìn)氣口的溫度(大約40° C)，例如，大約150° C。在回收渦輪13的出口處，氣流F3分散在后艙2內(nèi)，目的是冷卻設(shè)備100( —直冷卻到大約40° C)，然后再以氣流F3’的形式通過(guò)在艙室壁200上反射而收集到噴管22內(nèi)。因?yàn)閲娚浔玫淖饔茫谠搰姽艿臄U(kuò)寬進(jìn)氣端221處形成收集，這是因在熱交換器18的出口端來(lái)自動(dòng)力渦輪12的熱氣流F2的流出速度產(chǎn)生所致。下面參照?qǐng)D2的剖面示意圖，詳細(xì)介紹回收渦輪13。該回收渦輪為向心渦輪，裝有環(huán)形室131，用于引入空氣(氣流F3)。然后，該空氣通過(guò)變距導(dǎo)向葉片組件136導(dǎo)向。渦輪133帶有定子葉片組132。外部氣流F3進(jìn)行了聲處理，分布在后艙2內(nèi)，于是，其可控制設(shè)備100和其它圖中未示輔助設(shè)備(防火栓、起重器等)的溫度?；蛘?，可使用其它類型的渦輪:軸向或沖動(dòng)反作用式(傾斜)渦輪。導(dǎo)向葉片組件136包括變距移動(dòng)葉片134，其可對(duì)來(lái)自熱交換器18的空氣流進(jìn)行導(dǎo)向和加速。這些葉片帶有可變螺距，其方向在飛機(jī)瞬變階段以及高空時(shí)由調(diào)節(jié)控制器19來(lái)進(jìn)行調(diào)節(jié)。在運(yùn)行時(shí)，壓力傳感器135配合控制器19來(lái)調(diào)節(jié)導(dǎo)向葉片組件132葉片134的打開(kāi)和關(guān)閉。下面參照?qǐng)D3所示剖面示意圖來(lái)詳細(xì)介紹增壓器15。該增壓器的結(jié)構(gòu)類似于回收渦輪的結(jié)構(gòu)，只是相對(duì)于氣流Fl的循環(huán)成反向形式:環(huán)狀室151 (帶有動(dòng)葉片154的變量擴(kuò)散器156)，和離心壓縮機(jī)153，后者裝有固定葉片152。變距動(dòng)葉片154通過(guò)調(diào)節(jié)控制器19而導(dǎo)向，特別是在瞬變階段和高空時(shí)。壓力傳感器155通過(guò)控制器19來(lái)調(diào)節(jié)葉片154的方向，從而滿足環(huán)境控制系統(tǒng)的特性要求，即空氣流量151調(diào)節(jié)到所需的壓力和流量供應(yīng)要求(箭頭Fl)。在具體示例中，標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)的環(huán)境控制系統(tǒng)氣動(dòng)功率需求為180kW。一臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)在怠速時(shí)提供180kW，而在正常運(yùn)行時(shí)，其在幾乎全部飛行階段可產(chǎn)生360kW的功率。為此，根據(jù)本發(fā)明的主動(dòng)力裝置可提供ISOkW的氣動(dòng)功率，完全滿足了環(huán)境控制系統(tǒng)的需求。根據(jù)本發(fā)明的主動(dòng)力裝置提供的動(dòng)力并不限于提供氣動(dòng)能量。該裝置實(shí)際上可經(jīng)由起動(dòng)器/發(fā)電機(jī)16向主發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓體提供電力，用作與主發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)器/發(fā)電機(jī)相連的發(fā)電機(jī)，后者以驅(qū)動(dòng)方式工作。為此，當(dāng)整個(gè)功率需求通常為420kW時(shí)，即環(huán)境控制系統(tǒng)氣動(dòng)功率180kW，千斤頂用液壓動(dòng)力60kW和交流發(fā)電機(jī)、泵等用電動(dòng)功率180kW，根據(jù)本發(fā)明的回收結(jié)構(gòu)的增壓器、回收渦輪和/或熱交換器的使用可以大大降低能量損失，而單獨(dú)使用主發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)完成所述功能時(shí)則可能會(huì)出現(xiàn)能量損失。例如，帶有變距擴(kuò)散器的增壓器可以節(jié)省180kW，變距回收渦輪通常可節(jié)省90kW，而熱交換器可節(jié)省15到20kW，即一共可節(jié)省285到290kW。 那么，主發(fā)動(dòng)機(jī)提供的功率僅僅是這些功率(420kW)的三分之一，氣動(dòng)功率除外(180kff),即大約80kW，也就是說(shuō)，大大低于主動(dòng)力裝置，后者，在本示例中，可提供150kW (70kW加上剩余240kW的三分之一，即80kW，分別提供氣動(dòng)和電動(dòng)/液壓能量)?？紤]到主動(dòng)力裝置的效能(大約20%)，其類似于除上升或其中一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障的飛行階段主發(fā)動(dòng)機(jī)的效能，以及在完全使用(上升或另一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障)時(shí)低于主發(fā)動(dòng)機(jī)效能(40%)，不論是主發(fā)動(dòng)機(jī)還是主動(dòng)力裝置，在正常使用條件下或在故障情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)之間能量供給的平均分配:例如，液壓動(dòng)力和電動(dòng)功率的平均分配:兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)和主動(dòng)力裝置運(yùn)行是為1/3，1/3，1/3，以及一臺(tái)主發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)為1/2，1/2。此外，均分可以優(yōu)化形成渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的所有動(dòng)力源的效能，如圖4所示，曲線G表示熱效能的變化情況，其取決于由發(fā)動(dòng)機(jī)提供的動(dòng)力Pw。在這個(gè)曲線圖上，我們可以看到:-渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力估測(cè)點(diǎn)(Pd)O:該估測(cè)點(diǎn)是在需要功率的最嚴(yán)厲條件下建立的(通常是一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障或起飛特別困難時(shí));-無(wú)主動(dòng)力裝置的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的標(biāo)稱點(diǎn)(Ρη)0，和采用均分的帶有主動(dòng)力裝置的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的標(biāo)稱點(diǎn)(Pn) I ；在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)包括主動(dòng)力裝置時(shí)，即針對(duì)如下原因，對(duì)與燃油消耗相關(guān)的熱效率變化進(jìn)行優(yōu)化。在無(wú)主動(dòng)力裝置的情況下，(Pn)O點(diǎn)和(Pd)O點(diǎn)之間的效能變化DO高于飛機(jī)裝有主動(dòng)力裝置時(shí)的(Pn) I點(diǎn)和(Pd)O點(diǎn)之間的變化D1，但是大大低于所提供的功率數(shù)量。這種情況說(shuō)明，通過(guò)最大限度地降低標(biāo)稱點(diǎn)和估測(cè)點(diǎn)之間的差，采用均分而獲得的優(yōu)化情況。實(shí)際上，第一個(gè)DO對(duì)應(yīng)于發(fā)動(dòng)機(jī)從標(biāo)準(zhǔn)條件到估測(cè)條件時(shí)提供的功率的50到100%的過(guò)渡(相當(dāng)于故障情況下提供200%)，即差值為50%。第二變化Dl對(duì)應(yīng)于從33% (更確切地說(shuō)，1/3)到50%的過(guò)渡，目的是從第一種條件過(guò)渡到第二種條件。采用主動(dòng)力裝置時(shí)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)呈現(xiàn)出所提供的動(dòng)力下降1/3，即所有發(fā)動(dòng)機(jī)的33%，而整體效能(相當(dāng)于效能變化)增加了所述差值(DO - Dl)。該示例并沒(méi)有考慮卸載的可能性，而在故障情況下是會(huì)應(yīng)用到卸載的。不論是否卸載，效能都會(huì)得到改善。上述說(shuō)明是針對(duì)主動(dòng)力裝置的使用。該裝置出現(xiàn)故障的情況并未涉及，但是，如果這種情況發(fā)生，當(dāng)然可以使用其它應(yīng)急設(shè)備來(lái)替代該裝置，例如，降性能使用，特別是:兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)中的至少其中一臺(tái)可以提供附加動(dòng)力，或者備用的輔助動(dòng)力裝置或類似裝置或這些動(dòng)力源的結(jié)合形式。此外，在本發(fā)明說(shuō)明中提及的均分系指，設(shè)想動(dòng)力源可以在規(guī)定條件下實(shí)現(xiàn)這種平均分配。通常都會(huì)考慮的法定約束因素和物理應(yīng)力，特別是機(jī)械應(yīng)力，都只會(huì)盡可能地向均分的理想條件方向去努力。
權(quán)利要求
1.一種優(yōu)化飛機(jī)(3)上供應(yīng)的能量總效率的方法，這種能量為推進(jìn)或非推進(jìn)能量，所述飛機(jī)裝有帶調(diào)節(jié)氣流(F3)的旅客艙(4)，并帶有包括主發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力源，其特征在于，這種優(yōu)化是在位于旅客艙(4)附近的環(huán)境中提供，至少一個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)型的動(dòng)力裝置(1)，其可用作該旅客艙(4)的另一個(gè)氣動(dòng)能量供應(yīng)源和至多在一定程度上用作飛機(jī)(3)其它部分的其它推進(jìn)、液壓和/或電動(dòng)能量產(chǎn)生源，最大限度地降低動(dòng)力源工作時(shí)其標(biāo)稱點(diǎn)((Pu) 1，(Pn)O)和主發(fā)動(dòng)機(jī)故障情況下所述動(dòng)力源供應(yīng)的非推進(jìn)能量估測(cè)點(diǎn)((Pd)O)之間的動(dòng)力差，即，在正常工作條件下和在主發(fā)動(dòng)機(jī)故障情況下，對(duì)主發(fā)動(dòng)機(jī)和主動(dòng)力裝置的動(dòng)力供應(yīng)予以平分。
2.用于在飛機(jī)(3)上實(shí)施權(quán)利要求1所述優(yōu)化方法的主動(dòng)力裝置(I)，所述飛機(jī)包括能量消耗設(shè)備(100)，通過(guò)環(huán)境控制系統(tǒng)(41)更換空氣并調(diào)節(jié)溫度和/或壓力的艙室(4)，主動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行控制裝置，所述主動(dòng)力裝置置于艙(2)內(nèi)，該艙通過(guò)防火艙壁(7)與飛機(jī)其它區(qū)域(5)隔開(kāi)，并裝有外部空氣進(jìn)氣口(21)和排氣噴管(22)，其特征在于，其包括裝有燃?xì)獍l(fā)生器(11)和動(dòng)力渦輪(12)的發(fā)動(dòng)機(jī)型動(dòng)力裝置(10)，所述動(dòng)力渦輪帶動(dòng)包括增壓器(15)在內(nèi)的設(shè)備(100)，所述增壓器通過(guò)與控制裝置相連的調(diào)節(jié)控制器(19)而與環(huán)境控制系統(tǒng)(41)相連，從而向旅客艙(4)提供必需的氣動(dòng)能量。
3.根據(jù)前面權(quán)利要求所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，其與回收結(jié)構(gòu)相連，該回收結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)能量回收渦輪(13)，用來(lái)驅(qū)動(dòng)帶有動(dòng)力渦輪(12)的設(shè)備(100)，回收結(jié)構(gòu)在進(jìn)氣側(cè)與旅客艙(4)的出口相連，以便在排氣端冷卻設(shè)備(100)，所述增壓器(15)置于該回收結(jié)構(gòu)內(nèi)，作為旅客艙(4)氣動(dòng)能量供應(yīng)源。
4.根據(jù)前面權(quán)利要 求所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，所述回收渦輪(13)在排氣側(cè)將氣流噴入主動(dòng)力裝置(I)的艙(2)內(nèi)，在其冷卻了后艙(2)內(nèi)的設(shè)備和輔助設(shè)備后，通過(guò)噴射泵而排入(F3’ )排氣噴管(22)內(nèi)，所述噴射泵的動(dòng)作是因?yàn)閬?lái)自動(dòng)力渦輪(12)的熱氣流(F2)的流速所致。
5.根據(jù)權(quán)利要求2到4任一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，增壓器(15)包括帶有葉片(154)的變距空氣擴(kuò)散器(152)，該擴(kuò)散器的調(diào)整是通過(guò)調(diào)節(jié)控制器(19)來(lái)伺服控制，在每個(gè)飛行階段，能夠嚴(yán)格調(diào)整空氣流至環(huán)境控制系統(tǒng)(41)所要求的壓力和流量。
6.根據(jù)前面權(quán)利要求所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，增壓器(15)的擴(kuò)散器(152)的設(shè)定變化會(huì)引起空氣流量的變化，具有基本恒定的壓力比。
7.根據(jù)權(quán)利要求2到6任一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，增壓器(15)直接與動(dòng)力渦輪(12)相連。
8.根據(jù)權(quán)利要求2到7任一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，燃?xì)獍l(fā)生器(11)包括可用作增壓器(15)的進(jìn)氣壓縮機(jī)(110)。
9.根據(jù)權(quán)利要求3到8任一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，回收渦輪(13)為帶有變距導(dǎo)向葉片組件(132)的向心渦輪，所述導(dǎo)向葉片組件帶有葉片(134)，該葉片的調(diào)整是通過(guò)調(diào)節(jié)控制器(19)來(lái)伺服控制。
10.根據(jù)權(quán)利要求3到9任一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，至少一個(gè)壓力傳感器(155，135)調(diào)節(jié)與調(diào)節(jié)控制器(19)相連的擴(kuò)散器(152)和導(dǎo)向葉片組件(132)的葉片(154，134)的打開(kāi)和閉合。
11.根據(jù)前面權(quán)利要求所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，葉片(134，154)的最可能打開(kāi)的設(shè)定位置可完全打開(kāi)至徑向位置，即所謂的零位置。
12.根據(jù)權(quán)利要求10和11其中一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，在地面全部打開(kāi)和隨著高度增加而逐漸關(guān)閉氣流之間，葉片(134，154)的可變?cè)O(shè)定的調(diào)整通過(guò)調(diào)節(jié)控制器(19)根據(jù)旅客艙(4)加壓密封情況自動(dòng)進(jìn)行。
13.根據(jù)權(quán)利要求2到12任一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，設(shè)置了將動(dòng)力渦輪(12)和回收渦輪(13)動(dòng)力傳送給飛機(jī)(3)的機(jī)械、氣動(dòng)、液壓和/或電動(dòng)設(shè)備(100)的裝置(17)。
14.根據(jù)前面權(quán)利要求所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，設(shè)置的動(dòng)力傳輸裝置為動(dòng)力傳輸箱(17)形式。
15.根據(jù)權(quán) 利要求3到14任一項(xiàng)所述的主動(dòng)力裝置，其特征在于，回收結(jié)構(gòu)包括帶有兩個(gè)熱傳輸管路的熱交換器(18):主管路(Cl)和副管路(C2)，主管路在進(jìn)氣側(cè)與動(dòng)力渦輪(12)熱氣流出口(F2)相連和在排氣側(cè)與排氣噴管(22)相連，副管路在進(jìn)氣側(cè)與旅客艙(4)的氣流出口(F3)相連并在排氣側(cè)與回收渦輪(13)相連。
全文摘要
本發(fā)明涉及通過(guò)使動(dòng)力供應(yīng)估測(cè)適合艙室壓力控制系統(tǒng)的實(shí)際動(dòng)力需求來(lái)限制飛機(jī)的消耗率，而且，一般來(lái)說(shuō)，系指飛機(jī)的動(dòng)力需求。根據(jù)本發(fā)明，優(yōu)化飛機(jī)上提供能量總效率的方法是在旅客艙附近環(huán)境提供至少一個(gè)主動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)，設(shè)計(jì)成可用作該艙室的一個(gè)氣動(dòng)能量產(chǎn)生源并至多在一定程度上作為飛機(jī)其它部分的推進(jìn)、液壓、和/或電動(dòng)能量供應(yīng)源。為此，本方法包括最大限度地降低動(dòng)力源工作時(shí)其標(biāo)稱點(diǎn)((Pn)1, (Pn)0)和主發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)所述動(dòng)力源供應(yīng)非推進(jìn)能量的估測(cè)點(diǎn)((Pd)0)之間的動(dòng)力差，在標(biāo)稱工作條件下和在主發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障的情況下，對(duì)主發(fā)動(dòng)機(jī)和主動(dòng)力裝置的動(dòng)力供應(yīng)給予平分。
文檔編號(hào)B64D13/06GK103108805SQ201180040506
公開(kāi)日2013年5月15日 申請(qǐng)日期2011年8月23日 優(yōu)先權(quán)日2010年8月25日
發(fā)明者吉恩·米歇爾·海洛特 申請(qǐng)人:渦輪梅坎公司